JPH06213457A

JPH06213457A - ガスタービン燃焼器

Info

Publication number: JPH06213457A
Application number: JP690693A
Authority: JP
Inventors: Yuzo Sato; 雄三佐藤
Original assignee: Toshiba Corp
Current assignee: Toshiba Corp
Priority date: 1993-01-19
Filing date: 1993-01-19
Publication date: 1994-08-02

Abstract

(57)【要約】（修正有）【目的】着火保炎性の向上及び低NOx 化の一層の推進が
図れるガスタービン燃焼器を提供する。【構成】筒状の燃焼室２２に、パイロット燃料の拡散燃
焼用の第一段燃焼部２３と、メイン燃料の稀薄予混合燃
焼用の第二段燃焼部とを設ける。第一段燃焼部は、パイ
ロット燃料予混合燃焼機構５１と、拡散燃焼及びパイロ
ット燃料予混合燃焼を制御する制御機構５２を有する。
ほか、先端に空気噴出口３２を有すると共に周壁に空気
導入孔３１ａ，３１ｂを有するスワラ２５と、先端にパ
イロット燃料噴出口３６を有する筒状のノズル体３３と
を有する。パイロット燃料予混合燃焼機構は、スワラ内
にパイロット燃料を噴出する燃料噴出孔３７ａ，３７ｂ
と、スワラ内でパイロット燃料・空気の稀薄予混合を行
なわせる予混合室３８とを有する。制御機構は、燃料噴
出孔の開度を制御する燃料制御弁３９と、スワラの空気
導入孔の開度を制御する空気制御弁４０とを有する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は発電プラント等に適用さ
れるガスタービン燃焼器に係り、特に拡散燃焼および稀
薄予混合燃焼を行う二段燃焼方式のガスタービン燃焼器
に関する。

【０００２】

【従来の技術】従来、この種のガスタービン燃焼器とし
て、例えば特開平２−３０９１２３号公報に記載された
ものが知られている。図７は、このガスタービン燃焼器
の構成を示したもので、外筒１およびその内部に設けた
ライナ２によって二重筒状の炉体３が構成され、外筒１
とライナ２との間の空間が燃焼用空気通路４、ライナ２
の内部が燃焼室５とされている。燃焼室５の軸方向一端
側に、パイロット燃料ａの拡散燃焼用の第一段燃焼部６
が設けられ、その周囲の下流側にメイン燃料ｂの稀薄予
混合燃焼用の第二段燃焼部７が設けられている。

【０００３】第一段燃焼部６は、先端に燃料噴出口８ａ
を有するスワラ８と、このスワラ８の周囲部に設けられ
た空気流入部９とを有する構成とされている。そして、
パイロット燃料供給管１０から供給されたパイロット燃
料ａがスワラ８の燃料噴出口８ａから燃焼室５に噴出さ
れ、空気流入部９から流入する燃焼用空気ｃによって拡
散燃焼が行われるようになっている。

【０００４】また、第二段燃焼部７は、燃焼用空気通路
４内に設けられた筒状の予混合室１１と、この予混合室
１１を燃焼室５に連通する複数の通気ガイド１２とを有
する構成とされている。そして、メイン燃料供給管１３
から供給されたメイン燃料ｂと燃焼用空気ｃとが予混合
室１１で予混合され、通気ガイド１２から予混合気ｄと
して燃焼室５に噴出され、第一段燃焼部６におけるパイ
ロット火炎によって稀薄予混合燃焼が行われるようにな
っている。

【０００５】このように、予混合気ｄを複数の通気ガイ
ド１２から噴出させると、燃焼室５の流れが高乱流とな
り、燃焼速度が速くなって良好な燃焼効率を得ながら、
NOxの低減が図れるとともに、燃焼の均一化によるNOx
の低減も図れる。

【０００６】図８は、このような二段燃焼方式のガスタ
ービン燃焼器の運転時におけるガスタービン負荷と燃料
流量との関係を示している。同図に破線Ｆ_Pで示すパイ
ロット燃料の流量は、着火直後（Ａ点）において拡散燃
焼による第一段燃焼に供されて負荷に比例して増大す
る。そして、一定負荷状態（Ｂ点）に達したら、一点鎖
線Ｆ_Mで示すようにメイン燃料が供給され、第二段燃焼
が開始する（Ｄ点）。

【０００７】第二段燃焼は最初に急カーブ、後に緩やか
なカーブで次第に増大する。メイン燃料は第二段燃焼開
始時（Ｂ点）から暫減し、その後一定負荷状態（Ｂ´
点，）を経て再び暫増し、定常負荷状態となる（Ｃ
点）。燃料トータル量は実線Ｆ_Tで示すように、負荷に
対して比例的に増大する。

【０００８】このように従来の二段燃焼方式のガスター
ビン燃焼器においては、第一段燃焼部６でパイロット燃
料の拡散燃焼のみが行われる。この場合、第一段燃焼用
のパイロット燃料の流量制御は、図示しない外部設置の
燃料調節弁により行われる。ノズル部としてのスワラ８
等の構成部自体には、流量制御機構が設けられていな
い。

【０００９】そして通常では、第一段拡散燃焼部６を構
成するスワラ８の燃料噴出口８ａおよび空気流入部９の
開口面積が、第一段燃焼および第二段燃焼におけるガス
タービン定格運転条件（図８のＣ点）を考慮して設計さ
れている。

【００１０】

【発明が解決しようとする課題】ところが、着火時の燃
料噴出速度、燃焼空気噴出速度および拡散燃焼速度の変
化等に対する設計と、ガスタービン定格運転条件での最
適設計とは一致しない。したがって、従来では燃料吐出
流量範囲が広く設計されることになり、これに起因して
低流量時である着火時の火炎の安定性が低くなり易い。

【００１１】また、燃焼器内圧力および燃料供給圧力
は、ガスタービン負荷に比例して増大するため、第一段
燃焼部６における設計点（Ｃ点）でのパイロット燃料の
圧力比Ｐｃ（Ｐｃ＝燃料圧力／燃焼器内圧力）と、第二
段燃焼の開始点（Ｂ点，Ｄ点）におけるパイロット燃料
の圧力比Ｐｂとは、Ｐｃ＜Ｐｂの関係にある。この場
合、燃料噴出口８ａと燃焼用空気流入部９の開口面積す
べてが最適な燃焼状態になるように形状を設計すること
は極めて難しい。すなわち、Ｃ点ではガスタービン定格
運転での最適燃焼性能を必要とし、Ｂ点では燃料供給圧
力（設備性能）を必要とする。このため、パイロット燃
料の着火直後のＡ点における火炎は、空気噴出速度や燃
料噴出速度、空気口配列およびその形状による流れ状態
に左右され、不安定な火炎となり易い。

【００１２】また、図８のパイロット燃料流量が変化す
るＢ点からＢ´点までと、メイン燃料流量が変化するＤ
点からＤ´点までとの、ガスタービン負荷変化時におい
て、Ｄ点付近では第二段燃焼用の予混合ガスが極めて稀
薄であるため、メイン燃料の着火保炎が不安定となり易
い。そのため、パイロット火炎の強化保持のためにも図
中Ｂ点のパイロット燃料流量が多くなり、低NOx 化に有
効な稀薄予混合燃焼のためのメイン燃料流量の充分な比
率配分設定を行うことが難しい等の問題もある。

【００１３】図９は、従来例における計測データに基づ
くガスタービン負荷と排ガスNOx の量との関係を示して
いる。同図に示すように、ガスタービン負荷と、排ガス
NOxとの関係は、拡散燃焼に用いられたパイロット燃料
の流量に殆ど依存していることが分かった。

【００１４】本発明はこのような事情に鑑みてなされた
もので、着火保炎性の向上、および低NOx 化の一層の推
進が図れるガスタービン燃焼器を提供することを目的と
する。

【００１５】

【課題を解決するための手段】請求項１の発明は、筒状
の燃焼室に、パイロット燃料の拡散燃焼用の第一段燃焼
部と、メイン燃料の稀薄予混合燃焼用の第二段燃焼部と
を設けたガスタービン燃焼器において、前記第一段燃焼
部は、パイロット燃料の稀薄予混合燃焼を行なわせるパ
イロット燃料予混合燃焼機構を有することを特徴とす
る。

【００１６】請求項２の発明は、筒状の燃焼室に、パイ
ロット燃料の拡散燃焼用の第一段燃焼部と、メイン燃料
の稀薄予混合燃焼用の第二段燃焼部とを設けたガスター
ビン燃焼器において、前記第一段燃焼部は、パイロット
燃料と燃焼用空気とを予混合して燃焼させるパイロット
燃料予混合燃焼機構を有するとともに、拡散燃焼および
パイロット燃料予混合燃焼を制御する制御機構を有する
ことを特徴とする。

【００１７】請求項３の発明は、請求項２に記載のガス
タービン燃焼器において、第一段燃焼部は、先端に空気
噴出口を有するとともに周壁に空気導入孔を有するスワ
ラと、このスワラの内部に同軸的に配置され先端にパイ
ロット燃料噴出口を有する筒状のノズル体とを有する構
成とし、パイロット燃料予混合燃焼機構は、前記ノズル
体の周壁に穿設され前記スワラ内にパイロット燃料を噴
出する燃料噴出孔と、前記スワラ内でパイロット燃料・
空気の稀薄予混合を行なわせる予混合室とを有する構成
とし、かつ制御機構は、前記ノズル体の燃料噴出孔の開
度を制御する燃料制御弁と、前記スワラの空気導入孔の
開度を制御する空気制御弁とを有する構成としたことを
特徴とする。

【００１８】請求項４の発明は、請求項３に記載のガス
タービン燃焼器において、制御機構は、燃料制御弁およ
び空気制御弁を一体的に有しノズル体の内部で軸方向に
往復動可能とされた弁棒と、この弁棒を駆動するアクチ
ュエータとを備えたことを特徴とする。

【００１９】

【作用】請求項１の発明によれば、着火時にパイロット
燃料の拡散燃焼を行い、その後負荷に応じたパイロット
燃料の稀薄予混合燃焼を行うというように、第一段燃焼
において拡散燃焼だけでなくパイロット燃料の稀薄予混
合燃焼も行えるようになる。したがって、拡散燃焼量の
低減が可能となり、第一段燃焼から第二段燃焼に亘る稀
薄予混合燃焼運転域の拡大により、良好な燃焼効率を得
ながら、NOx の低減が図れるようになる。

【００２０】請求項２の発明によれば、第一段燃焼にお
けるパイロット燃料の拡散燃焼と稀薄予混合燃焼とにお
いて、それぞれ燃料供給量および空気供給量の制御を行
えるので、負荷に応じた最適な燃空比が設定できるよう
になり、良好な燃焼効率と低NOx 化が図れる。

【００２１】請求項３の発明によれば、第一段燃焼部を
同一スワラで構成し、拡散燃焼時の空気噴出と稀薄予混
合燃焼時の空気混合燃料噴出とが同一部位で行えるよう
にしたので、第一段燃焼としての拡散燃焼から稀薄予混
合燃焼への移行がスムーズに行えるとともに、構成のコ
ンパクト化が図れるようになる。

【００２２】請求項４の発明によれば、燃料制御弁およ
び空気制御弁を一体構成としたことにより、部品点数の
減少および駆動機構の簡素化が図れると同時に、操作の
簡便化ならびに制御の確実性も図れる。

【００２３】

【実施例】以下、本発明の実施例を図面を参照して説明
する。

【００２４】図１〜図４は本発明の一実施例を示してい
る。図１は第一段燃焼部の要部構成、図２は系統構成、
図３は燃焼時における燃料流量とガスタービン負荷との
関係、図４はNOx 発生量とガスタービン負荷との関係を
それぞれ示している。

【００２５】まず本実施例のガスタービン燃焼器の全体
構成を図２によって概略的に説明する。筒状のライナ２
１によって構成される燃焼室２２の一端側ヘッド部に第
一段燃焼部２３が設けられ、同ライナ２１の一端側周壁
に第二段燃焼部２４が設けられている。

【００２６】第一段燃焼部２３は、後述する燃焼機構を
組込んだ筒状のスワラ２５に空気供給管２６およびパイ
ロット燃料供給管２７を接続して構成され、パイロット
燃料の拡散燃焼および予混合燃焼を行う。第二段燃焼部
２４は、ライナ２１に形成した複数の通気ガイド２８に
空気供給管２６およびメイン燃料供給管２９を接続して
構成され、メイン燃料の稀薄予混合燃焼を行う。

【００２７】次に図１によって第一段燃焼部の要部構成
を説明する（第二段燃焼部の予混合燃焼機構について
は、従来のものと変わらないので説明を省略する）。

【００２８】図１に示すように、ライナ２１の一端側軸
心位置にスワラ２５が配置されている。このスワラ２５
は、燃焼室２２閉塞用のライナヘッド２１ａと、その外
側で対向するヘッドプレート３０との間の燃焼用空気通
路部２６ａに組込まれている。このスワラ２５の周壁に
は、軸方向２段の空気流入孔３１ａ，３１ｂが周方向全
体に亘って複数穿設され、また燃焼室２２に臨む先端部
には空気噴出口３２が開口している。

【００２９】スワラ２５の軸心部先端側には筒状のノズ
ル体３３が固定設置され、このスワラ２５の周壁とノズ
ル体３３の周壁との筒状空間が空気通路３４とされてい
る。空気通路３４には、空気流入孔３１ａ，３１ｂの下
流側に位置して、旋回流を生じさせるための羽根３５が
設けられている。

【００３０】ノズル体３３は先端にパイロット燃料噴出
口３６を有し、このパイロット燃料噴出口３６、空気導
入孔３１ａ，３１ｂ、空気通路３４および空気噴出口３
２によって拡散燃焼機構５０が構成されている。

【００３１】また、スワラ２５には、拡散燃焼機構５０
と共通部品を用いて構成されるパイロット燃料予混合燃
焼機構５１、および拡散燃焼と予混合燃焼とを制御する
制御機構５２が設けられている。

【００３２】すなわち、パイロット燃料予混合燃焼機構
５１は、ノズル体３３の周壁に設けられてスワラ２５内
にパイロット燃料を噴出する上下複数段の燃料噴出孔３
７ａ，３７ｂと、スワラ２５内で燃料・空気の稀薄予混
合を行なわせる予混合室３８とを有している。予混合室
３８は、空気通路３４の一部をそのまま利用した構成と
なっている。

【００３３】制御機構５２は、ノズル体３３の燃料噴出
孔３７ａ，３７ｂの開度を制御する燃料制御弁３９と、
スワラ２５の空気導入孔３１ａ，３１ｂの開度を制御す
る空気制御弁４０とを有する構成とされている。燃料制
御弁３９および空気制御弁４０は、ノズル３３体の内部
で軸方向に往復動可能とされた弁棒４１によって一体構
造となっている。すなわち、弁棒４１はその内部空間を
燃料導入孔４２とするパイプ状のもので、スワラ２５の
軸心部に沿って進退可能に配置され、一端がノズル体３
９内に摺動可能に挿入されて燃料制御弁３９とされてい
る。この弁棒４１の他端は、炉外の支持台４３に支持さ
れて進退駆動用のアクチュエータ４４に連結されてい
る。燃料導入孔４２は、フレキシブルチューブ４５を介
してパイロット燃料供給管２７に接続されている。空気
制御弁４０はスワラ２５の内周面に摺接するピストン状
に構成され、弁棒４１に締付けナット４６で一体移動可
能に取付けられている。なお、４７は弁棒４１と支持台
４３との摺接部をシールするパッキン、４８はパッキン
押えである。

【００３４】次に作用を説明する。

【００３５】パイロット燃料は、フレキシブルホース４
５によって弁棒４１の中央部の燃料導入孔４２に導か
れ、さらにノズル体３３内の燃料室３３ａに導かれる。
弁棒４１がノズル体３３に深く挿入され、これにより燃
料噴出孔３７ａ，３７ｂが燃料制御弁３９によって閉塞
された場合（図示しないが、弁棒４が図４の状態から燃
焼室２２側（右側）に移動した場合）には、パイロット
燃料はノズル体３３先端の燃料噴出口３６からだけ噴出
する。この場合、空気制御弁４０はスワラ２５先端側の
空気導入孔３１ａのみを所定量開口し、基端側の空気導
入孔３１ｂは閉塞される。導入された空気はスワラ２５
内の空気通路３４を通り、空気噴出口３２から燃焼室２
２に噴出される。この状態での燃焼が拡散燃焼である。

【００３６】一方、弁棒４１がノズル体３３に浅く挿入
された図１の状態では、燃料制御弁３９および空気制御
弁４０によって燃料噴出孔３７ａ，３７ｂおよび空気導
入孔３１ａ，３１ｂが開となり、導入されたパイロット
燃料の一部は燃料噴出孔３７ａ，３７ｂから予混合室３
８に噴出され、この噴出燃料は、空気導入孔３１ａ，３
１ｂから導入された多量の空気と混合して稀薄予混合ガ
スとなる。なお、空気は羽根３５によって旋回状態とな
るので、前記の予混合は効率よく行われる。この稀薄予
混合ガスが空気噴出口３２から燃焼室２２内に噴出して
燃焼される状態が予混合燃焼である。なお、本実施例で
は、ノズル体３３先端の燃料噴出口３６は常時開放し、
予混合燃焼状態においても拡散燃焼は行われる。

【００３７】しかして、着火時は弁棒４１をノズル体３
３内に深い挿入位置に設定し、パイロット燃料のみを供
給して第一段燃焼のうちの拡散燃焼を行う。その後、次
第に弁棒４１を開方向に移動してゆく。これにより、一
定負荷まで上昇した位置で、パイロット燃料予混合燃焼
に切替わる。さらに負荷が上昇した後は、従来と同様に
メイン燃料の予混合燃料に切替わる。

【００３８】図３は本実施例によるガスタービン燃焼器
の各燃焼状態における負荷と燃料流量との関係を示して
いる。同図において、実線Ｆ_Tはトータル燃料、一点鎖
線Ｆ_Mはメイン燃料、破線Ｆ_Pはトータルパイロット燃
料（Ｆ_P1＋Ｆ_P2＋Ｆ_P3）である。トータルパイロット燃
料Ｆ_Pのうち、Ｆ_P1は拡散燃焼用パイロット燃料、Ｆ_P2
およびＦ_P3は予混合燃焼用パイロット燃料で、各燃料噴
出口３７ａ，３７ｂが順次に開となった場合をそれぞれ
示す。

【００３９】同図に示すように、第一段燃焼における拡
散燃焼用パイロット燃料Ｆ_P1の供給量は着火後しばらく
増大するが、拡散燃焼用パイロット燃料Ｆ_P1，Ｆ_P2の供
給とともに暫減する。トータルパイロット燃料Ｆ_Pは、
しばらく増加した後、メイン燃料Ｆ_Mの供給とともに減
少し、その後定常負荷まで暫増する。

【００４０】本実施例によれば、NOx 発生原因となる第
一段燃焼におけるパイロット燃料の拡散燃焼を、パイロ
ット燃料予混合燃焼の加味によって比較的早い時期に減
少させることができる。すなわち、パイロット燃料の拡
散燃焼を最小限にし、パイロット燃料稀薄予混合燃焼お
よび第二段燃焼におけるメイン燃料稀薄予混合燃焼を増
大させることができる。したがって、稀薄予混合燃焼運
転域を広くし、拡散燃焼用燃料流量を低減することによ
り、NOx の発生量を減少することができる。

【００４１】図４は、本実施例によるガスタービン燃焼
器の計測データに基づく負荷上昇と排ガスNOx との関係
を示している。同図から本実施例の場合（実線）は、従
来例（破線）に比してNOx 発生量が大幅に減少している
ことが分かる。

【００４２】すなわち、本実施例によれば、着火時にパ
イロット燃料の拡散燃焼を行い、その後負荷に応じたパ
イロット燃料の稀薄予混合燃焼を行うというように、第
一段燃焼において拡散燃焼だけでなくパイロット燃料の
稀薄予混合燃焼も行えるようになるので、拡散燃焼量の
低減が可能となり、第一段燃焼から第二段燃焼に亘る稀
薄予混合燃焼運転域の拡大により、良好な燃焼効率を得
ながら、NOx の低減が図れる。

【００４３】また、第一段燃焼におけるパイロット燃料
の拡散燃焼と稀薄予混合燃焼とにおいて、それぞれ燃料
供給量および空気供給量の制御を行えるので、負荷に応
じた最適な燃空比が設定できるようになり、これによっ
ても良好な燃焼効率と低NOx化が図れる。しかも、第一
段燃焼部２３を同一スワラ２５内に構成し、拡散燃焼時
の空気噴出と稀薄予混合燃焼時の空気混合燃料噴出とが
同一部位で行えるようにしたので、第一段燃焼としての
拡散燃焼から稀薄予混合燃焼への移行がスムーズに行え
るとともに、構成のコンパクト化が図れる。さらに、燃
料制御弁３９および空気制御弁４０を一体的に構成した
ので、部品点数の減少および駆動機構の簡素化が図れる
と同時に、操作の簡便化ならびに制御の確実性も図れ
る。

【００４４】図５は本発明の他の実施例を示している。

【００４５】本実施例が前記一実施例と異なる点は、第
一段燃焼の際に拡散燃焼からパイロット燃料予混合燃焼
に完全切替えを行うようにした点にある。すなわち、図
５に示すように、本実施例では、ノズル体３３内に、拡
散燃焼用の燃料噴出口３６に望む燃料室６１と、この燃
料室６１に切替え通路６２を介して連通する上流側燃焼
室６３とが設けられ、また弁棒４１には、上流側燃焼室
６３と連通し得る燃料供給口６４が設けられている。そ
の他の構成については前記一実施例と略同様であるか
ら、対応する構成部分に図１と同一符号を付し、その説
明を省略する。

【００４６】本実施例では、着火時に弁棒４１が図５の
状態よりも燃焼室２２側に移動し、その弁棒４１の先端
側からなる燃料制御弁３９によって予混合室３８への燃
料噴出孔３７ａ，３７ｂが閉塞される一方、その弁棒４
１の燃料供給口３６が上流側燃料室６３に連通し、パイ
ロット燃料が切替え通路６２および燃料室６１を介して
燃料噴出口３６から噴出し、拡散燃焼が行われる。

【００４７】その後、負荷が上昇するに伴い、弁棒４１
が反燃焼室側に移動し、これによって燃料供給口６４が
徐閉するとともに、燃料噴出孔３１ａ，３１ｂが開放さ
れ、第一段燃焼において拡散燃焼から図５に示す稀薄予
混合燃焼に完全に切替わる。

【００４８】図６は本実施例による燃焼器負荷と各燃料
の流量との関係を示す。同図に示すように、第一段燃焼
において拡散燃焼からパイロット燃料予混合燃焼に切替
わる。

【００４９】このような本実施例の構成によれば、NOx
発生原因となる第一段燃焼におけるパイロット燃料の拡
散燃焼を、パイロット燃料予混合燃焼に切替えることに
より、パイロット燃料の拡散燃焼を最小限にすることが
できる。したがって、パイロット燃料稀薄予混合燃焼お
よび第二段燃焼におけるメイン燃料稀薄予混合燃焼を一
層増大させることができ、稀薄予混合燃焼運転域を広く
し、拡散燃焼用燃料流量を低減することにより、NOx の
発生量を減少することができる。

【００５０】なお、本発明は以上の各実施例の構成に限
らず、第一段燃焼における燃料と燃焼空気との流量割
合、および流量変化の構造と弁機構、各吐出口の位置や
配列、弁棒の駆動機構等について、種々変更することが
できる。例えば、パイロット燃料予混合用の予混合室を
軸方向に長くし、燃料と燃焼用空気との予混合が高乱流
により十分に行われるようにする等が可能である。

【００５１】

【発明の効果】以上で詳述したように、本発明によれ
ば、第一段燃焼において拡散燃焼だけでなくパイロット
燃料の稀薄予混合燃焼も行えるようにしたので、拡散燃
焼量の低減が可能となり、第一段燃焼から第二段燃焼に
亘る稀薄予混合燃焼運転域の拡大により、良好な燃焼効
率を得ながら、NOx の低減が図れるようになる。また、
第一段燃焼におけるパイロット燃料の拡散燃焼と稀薄予
混合燃焼とにおいて、それぞれ燃料供給量および空気供
給量の制御を行うことにより、負荷に応じた最適な燃空
比が設定できる。しかも、第一段燃焼部を同一スワラで
構成し、拡散燃焼時の空気噴出と稀薄予混合燃焼時の空
気混合燃料噴出とが同一部位で行えるようにすること
で、第一段燃焼としての拡散燃焼から稀薄予混合燃焼へ
の移行がスムーズに行えるとともに、構成のコンパクト
化が図れる。さらに、燃料制御弁および空気制御弁を一
体構成とすることにより、部品点数の減少および駆動機
構の簡素化が図れると同時に、操作の簡便化ならびに制
御の確実性も図れる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の一実施例を示すもので、第一段燃焼部
の要部構成図。

【図２】同実施例における系統構成図。

【図３】同実施例における燃焼時の燃料流量とガスター
ビン負荷との関係を示す図。

【図４】同実施例におけるNOx 発生量とガスタービン負
荷との関係を示す図。

【図５】本発明の他の実施例を示すもので、第一段燃焼
部の要部構成図。

【図６】同実施例における燃料流量とガスタービン負荷
との関係を示す図。

【図７】従来例を示す全体構成図。

【図８】従来例における燃料流量とガスタービン負荷と
の関係を示す図。

【図９】従来例におけるNOx 発生量とガスタービン負荷
との関係を示す図。

【符号の説明】

２１ライナ２２燃焼室２３第一段燃焼部２４第二段燃焼部２５スワラ２６空気供給管２７パイロット燃料供給管２８通気ガイド２９メイン燃料供給管３１ａ，３１ｂ空気流入孔３２空気噴出口３３ノズル体３４空気通路３５羽根３６パイロット燃料噴出口３７ａ，３７ｂ燃料噴出孔３８予混合室３９燃料制御弁４０空気制御弁４１弁棒４４アクチュエータ５０拡散燃焼機構５１パイロット燃料予混合燃焼機構５２制御機構

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】筒状の燃焼室に、パイロット燃料の拡散
燃焼用の第一段燃焼部と、メイン燃料の稀薄予混合燃焼
用の第二段燃焼部とを設けたガスタービン燃焼器におい
て、前記第一段燃焼部は、パイロット燃料の稀薄予混合
燃焼を行なわせるパイロット燃料予混合燃焼機構を有す
ることを特徴とするガスタービン燃焼器。
【請求項２】筒状の燃焼室に、パイロット燃料の拡散
燃焼用の第一段燃焼部と、メイン燃料の稀薄予混合燃焼
用の第二段燃焼部とを設けたガスタービン燃焼器におい
て、前記第一段燃焼部は、パイロット燃料と燃焼用空気
とを予混合して燃焼させるパイロット燃料予混合燃焼機
構を有するとともに、拡散燃焼およびパイロット燃料予
混合燃焼を制御する制御機構を有することを特徴とする
ガスタービン燃焼器。
【請求項３】請求項２に記載のガスタービン燃焼器に
おいて、第一段燃焼部は、先端に空気噴出口を有すると
ともに周壁に空気導入孔を有するスワラと、このスワラ
の内部に同軸的に配置され先端にパイロット燃料噴出口
を有する筒状のノズル体とを有する構成とし、パイロッ
ト燃料予混合燃焼機構は、前記ノズル体の周壁に穿設さ
れ前記スワラ内にパイロット燃料を噴出する燃料噴出孔
と、前記スワラ内でパイロット燃料・空気の稀薄予混合
を行なわせる予混合室とを有する構成とし、かつ制御機
構は、前記ノズル体の燃料噴出孔の開度を制御する燃料
制御弁と、前記スワラの空気導入孔の開度を制御する空
気制御弁とを有する構成としたことを特徴とするガスタ
ービン燃焼器。
【請求項４】請求項３に記載のガスタービン燃焼器に
おいて、制御機構は、燃料制御弁および空気制御弁を一
体的に有しノズル体の内部で軸方向に往復動可能とされ
た弁棒と、この弁棒を駆動するアクチュエータとを備え
たことを特徴とするガスタービン燃焼器。